RU1838182C - Способ контрол разнот говости двигателей многодвигательной силовой установки самолета - Google Patents

Abstract

Изобретение относитс  к авиационной технике. Целью изобретени   вл етс  повышение безопасности полета самолета с тур- бореактивными двигател ми путем обеспечени  своевременного срабатывани  системы парировани  крена при возникновении недопустимой разнот говости симметричных двигателей самолета. Дл  обеспечени  этой цели измер ют давление воздуха за компрессором каждого двигател , сравнивают замеренные давлени  симметричных двигателей и при достижении критического значени  отношени  сравниваемых давлений формируют управл ющий сигнал Отказ двигател  на включение системы парировани  крена. Изменение режимов работы двигателей на самолете с многодвигательной силовой установкой производитс  синхронно дл  всех двигателей руко ткой управлени  двигателем, это влечет за собой соответ-твующее изменение параметров работы двигателей. При отказе двигател  резко падает статическое давление воздуха за компрессором высокого давлени , у симметричного нормально работающего двигател  это давление остаетс  высоким. Отношение давлений становитс  критическим. Это позвол ет сформировать управл ющий сигнал Отказ двигател  на включение системы парировани  крена. fe

Description

Изобретение относитс  к авиационной технике, в частности к способам контрол  разнот говости двигателей многодвигательной силовой установки самолета.

В авиационной технике известны способы контрол  режимов работы двигателей, заключающиес  в измерении его текущих параметров позвол ющие определить случай отказа двигател  дл  прин ти  соответствующих действий по управлению самолетом, обеспечивающих безопасность полета.

В частности известен способ контрол  работы двигателей многодвигательной силовой установки самолета Ан-22, выбранный за прототип, по которому в течение полета измер ют датчиками давление масла в измерителе крут щего момента, передаваемого двигателем на воздушный винт. Давление в канале измерител  крут щего момента измен етс  в зависимости от режима работы двигател  и подводитс  к датчикам автоматического флюгировани  системы флюгировани . В аппаратуру обработки данных входит временный программный механизм, коммутационные и защитные устройства .

При отказе двигател  падает давление масла в измерителе крут щего момента и

00 GO 00

д

00

ho

со

И

при достижении значени , соответствующего величине настройки датчика автоматического флюгировани , последний выдает команду Отказ двигател  на ввод лопастей воздушного винта во флюгерное положение , при котором создаетс  минимальна  отрицательна  т га при отказе двигател  и тем самым осуществл етс  защита самолета от возникновени  недопустимого крена.

Однако применение указанного способа дл  самолета с турбореактивными двигател ми , разнесенными по крылу, невозможно без создани  специальных систем и устройств дл  измерени  реактивной т ги.

Целью изобретени   вл етс  повышение безопасности полета самолета с турбореактивными двигател ми путем обеспечени  своевременного срабатывани  системы парировани  крена при возникновении недопустимой разнот говости симметричных двигателей самолета.

Поставленна  цель достигаетс  тем, что в полете измер ют давление воздуха за компрессором каждого двигател , сравнивают замеренные давлени  симметричных двигателей и при достижении критического значени  отношени  сравниваемых давлений формируют управл ющий сигнал Отказ двигател  на включение системы парировани  крена.

Дл  двухдвигательного самолета типа Ан-72 управл ющий сигнал Отказ двигател  формируют при достижении отношени  давлений потока за компрессорами, равного 2,5.

По предлагаемому способу используетс  в качестве параметра, определ ющего режим работы двигател , величина статического давлени  за компрессором двигател , которое плавно измен етс  при изменении режима работы двигател  и резко падает при отказе двигател , св занном с потерей т ги.

Изменение режимов работы двигателей на самолете с многодвигательной силовой установкой производитс  синхронно дл  всех двигателей руко ткой управлени  двигател ми , это влечет за собой соответствующее изменение параметров работы двигателей (частота вращени , температура газов за турбиной, давление за компрессорами и др.), контролируемых с помощью приборов и аппаратуры контрол . При отказе двигател  резко падает только статическое давление воздуха за компрессором высокого давлени , другие параметры измен ютс  более плавно.

Посто нный контроль статического давлени  воздуха за компрессором высокого давлени  позволит своевременно.обнаружить неисправный двигатель, а операци  сравнени  величин этих давлений симметричных двигателей в процессе полета в блоке сравнени  режимов позвол ет определить

недопустимое уменьшение т ги одного из двигателей до момента, тогда отказ двигател  будет зафиксирован по падению других контролируемых параметров - частоты вращени , температуры.

Возможна также ситуаци , когда уменьшение режима одного из двигателей произойдет до режима земной малый газ, при котором по текущим параметрам - температуре и частоте вращени  - это уменьшение

5 режима не будет определено как отказ двигател , но дл  самолета с большой т говоо- руженностыо и при условии продолжени  работы симметрично двигател  на высоком режиме така  разнот говость приведет к

0 возникнопению опасного крена, при котором необходимо включение системы автоматического управлени  креном на его парирование. Предлагаемый способ позвол ет сформировать управл ющий сигнал

5 Отказ двигател  в систему автоматического управлени  креном при таком критическом отношении статических давлений воздуха за компрессорами высокого давлени  двух симметричных двигателей, которое

0 соответствует разнот говости. вызывающей опасный крен самолета. Величина критического отношени  указанных давлений может быть разной дл  разных типов самолета и зависит от т говооруженности само5 лета, особенностей его конструкции и систем управлени , но диапазон определени  критического отношени  давлений ограничиваетс  характерными величинами. Нижний предел этого диапазона ограничен

0 величиной отношени  давлений, при котором возможно ложное включение системы автоматического управлени  креном на парирование крена, т.е. включение указанной системы при разнот говости, вызывающей

5 крен, еще парируемый экипажем с помощью системы управлени  самолетом и не вли ющий на безопасность полета. Верхний предел критического отношени  статических давлений воздуха за компрессором

0 высокого давлени  ограничиваетс  величиной , соответствующей разнот говости симметричных двигателей, котора  вызывает максимальный крен самолета, парируемый системой автоматического управлени  кре5 ном при формировании управл ющего сигнала Отказ двигател .

Предлагаемый способ позвол ет повысить безопасность полета самолета путем своевременного включени  системы автоматического управлени  креном, а также

mveer возможность при необходимости измен ть величину критического отношени  дазлений после проведени  испытаний или с /четом условий эксплуатации самолета, чти позвол ет также обеспечить безопасность полета без введени  изменений в систему управлени  самолетом.

Claims (1)

1. Формула изобретени  Способ контрол  разнот говости двига

   ей многодвигательной силовой установ- самолета, заключающийс  в измерении ущих параметров режима работы двига- ей, обработке измерений аппаратурой и

   T6J

   ки Tei те формировании управл ющего сигнала, от-

   личающийс  тем. что. с целью повышени  безопасности полета самолета с турбореактивными двигател ми путем обеспечени  своевременного срабатывани  системы парировани  крена при возникновении недопустимой разнот говости симметричных двигателей самолета, в полете измер ют давление воздуха за компрессором каждого двигател , сравнивают замеренные давлени  симметричных двигателей и при достижении критического значени  отношени  сравниваемых давлений формируют управл ющий сигнал Отказ двигател  на включение системы парировани  крена.